FR3064022A1 - Ensemble d'anneau de turbine - Google Patents
Ensemble d'anneau de turbine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3064022A1 FR3064022A1 FR1752148A FR1752148A FR3064022A1 FR 3064022 A1 FR3064022 A1 FR 3064022A1 FR 1752148 A FR1752148 A FR 1752148A FR 1752148 A FR1752148 A FR 1752148A FR 3064022 A1 FR3064022 A1 FR 3064022A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- ring
- radial
- annular flange
- turbine
- flange
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical group FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 64
- 210000005069 ears Anatomy 0.000 claims description 14
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims description 7
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 15
- 239000000463 material Substances 0.000 description 12
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 12
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 5
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 4
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 4
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000000280 densification Methods 0.000 description 3
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 3
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 244000124209 Crocus sativus Species 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 2
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 239000004753 textile Substances 0.000 description 2
- 241000239290 Araneae Species 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229920002134 Carboxymethyl cellulose Polymers 0.000 description 1
- YPIMMVOHCVOXKT-UHFFFAOYSA-N Multisatin Natural products O=C1C(C)C2C=CC(=O)C2(C)C(OC(=O)C(C)=CC)C2C(=C)C(=O)OC21 YPIMMVOHCVOXKT-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 235000010948 carboxy methyl cellulose Nutrition 0.000 description 1
- 229920006184 cellulose methylcellulose Polymers 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000012710 chemistry, manufacturing and control Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 229910000816 inconels 718 Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 238000001764 infiltration Methods 0.000 description 1
- 230000008595 infiltration Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000000626 liquid-phase infiltration Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 229910001247 waspaloy Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/50—Bearings
- F05D2240/54—Radial bearings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Un ensemble d'anneau de turbine comprenant des secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau (1), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR), une face interne (12a) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16), ladite structure (3) comportant une virole centrale (31) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales (32, 36) entre lesquelles sont maintenues les pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10). Il comprend un premier et un second flasques annulaires (33, 34) fixés de manière amovible à la première bride radiale (32), le second flasque annulaire (34) comprenant une virole d'appui (346) s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale (DA) et présentant un appui radial (348) en contact avec la virole centrale (31).
Description
© N° de publication : 3 064 022 (à n’utiliser que pour les commandes de reproduction)
©) N° d’enregistrement national : 17 52148 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE
COURBEVOIE © IntCI8
F01 D 11/08 (2017.01), F 01 D 25/24
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1
| ©) Date de dépôt : 16.03.17. (© Priorité : | © Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES — FR. |
| ©) Date de mise à la disposition du public de la demande : 21.09.18 Bulletin 18/38. | @ Inventeur(s) : TABLEAU NICOLAS PAUL, CONGRATEL SEBASTIEN SERGE FRANCIS, DUFFAU CLEMENT JEAN PIERRE, GARIN FABRICE MARCEL NOËL et QUENNEHEN LUCIEN HENRI JACQUES. |
| ©) Liste des documents cités dans le rapport de recherche préliminaire : Se reporter à la fin du présent fascicule | |
| (© Références à d’autres documents nationaux apparentés : | ® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES. |
| ©) Demande(s) d’extension : | © Mandataire(s) : CABINET BEAU DE LOMENIE. |
| © ENSEMBLE D'ANNEAU DE TURBINE. |
FR 3 064 022 - A1
Un ensemble d'anneau de turbine comprenant des secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau (1 ), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR), une face interne (12a) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16), ladite structure (3) comportant une virole centrale (31 ) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales (32, 36) entre lesquelles sont maintenues les pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10).
II comprend un premier et un second flasques annulaires (33, 34) fixés de manière amovible à la première bride radiale (32), le second flasque annulaire (34) comprenant une virole d'appui (346) s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale (DA) et présentant un appui radial (348) en contact avec la virole centrale (31).
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu'une structure de support d'anneau.
Le domaine d’application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.
Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) afin de s'affranchir de la mise en oeuvre d'un matériau métallique.
Les matériaux CMC présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. La mise en œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques.
Toutefois, les solutions existantes proposées peuvent mettre en œuvre un assemblage d'un secteur d'anneau en CMC avec des parties d'accrochage métalliques d'une structure de support d'anneau, ces parties d'accrochage étant soumises au flux chaud. Par conséquent, ces parties d'accrochage métalliques subissent des dilatations à chaud, ce qui peut conduire à une mise sous contrainte mécanique des secteurs d'anneau en CMC et à une fragilisation de ces derniers.
On connaît par ailleurs les documents FR 2 540 939, GB 2 480 766, EP 1 350 927, US 2014/0271145, US 2012/082540 et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d'anneau de turbine.
Il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants et leur montage, et notamment les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire l'intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement de la turbine.
Objet et résumé de l'invention
L'invention vise à proposer un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe, c'est-à-dire de manière à maîtriser sa position et éviter qu'il se mette à vibrer, d'une part, tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.
Un objet de l'invention propose un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine, une partie formant base annulaire avec, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage, la structure de support d'anneau comportant une virole centrale à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau.
Selon une caractéristique générale de l'objet, l'ensemble d'anneau de turbine comprend un premier flasque annulaire et un second flasque annulaire disposé en amont du premier flasque annulaire par rapport au sens d'un flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, les premier et second flasques annulaires présentant respectivement une première extrémité libre et une seconde extrémité opposée à la première extrémité, la première extrémité du premier flasque étant en appui contre la première patte d'accrochage, la première extrémité du second flasque annulaire étant distante de la première extrémité du premier flasque annulaire dans la direction axiale, et la seconde extrémité du second flasque annulaire comprenant une virole d'appui amont s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale, la virole d'appui amont présentant un appui radial en contact avec la virole centrale de la structure de support d'anneau.
Dans un mode de réalisation particulier, les secteurs d'anneau peuvent être en matériau composite à matrice céramique (CMC).
Le second flasque annulaire séparé du premier flasque annulaire au niveau de son extrémité libre permet de fournir à l'ensemble d'anneau de turbine un flasque amont dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP). Le second flasque annulaire en amont de l'anneau de turbine et exempt de tout contact avec l'anneau est configuré pour faire transiter le maximum d'effort axial induit par le DHP directement dans la structure de support d'anneau sans passer par l'anneau qui présente, lorsqu'il est en CMC, un admissible mécanique faible.
En effet, laisser un espace entre les premières extrémités du premier et du second flasques annulaires permet de dévier l'effort reçu par le second flasque, en amont du premier flasque annulaire qui est au contact de l'anneau de turbine, et de le faire transiter directement vers la virole centrale de la structure de support d'anneau via la seconde extrémité du seconde flasque annulaire, sans impacter le premier flasque annulaire et donc sans impacter l'anneau de turbine. La première extrémité du premier flasque ne subissant pas d'effort, l'anneau de turbine est ainsi préservé de cet effort axial.
Le transit de l'effort DHP par l'intermédiaire du second flasque annulaire peut induire son basculement. Ce basculement peut entraîner un contact non maîtrisé entre les parties basses, c'est-à-dire les premières extrémités, du second flasque annulaire et du premier flasque annulaire au contact de l'anneau de turbine, ce qui aurait pour conséquence de transmettre directement l'effort DHP à l'anneau.
La virole d'appui en amont assure une résistance plus élevée au basculement induit par l'effort DHP. La virole d'appui reprend les contraintes tangentielles importantes provoquées par l'effort DHP et limite de ce fait le basculement du second flasque annulaire.
En outre, le caractère amovible des flasques annulaires permet d'avoir un accès axial à la cavité de l'anneau de turbine. Cela permet d'assembler les secteurs d'anneau ensemble à l'extérieur de la structure de support d'anneau et ensuite de venir glisser axialement l'ensemble ainsi assemblé dans la cavité de la structure de support d'anneau jusqu'à venir en appui contre la seconde bride radiale, avant de fixer les flasques annulaires sur la virole centrale de la structure de support d'anneau.
Lors de l'opération de fixation de l'anneau de turbine sur la structure de support de l'anneau, il est possible d'utiliser un outil comportant un cylindre ou un anneau sur lequel sont appuyés ou ventousés les secteurs d'anneau pendant leur assemblage en couronne.
Le fait d'avoir deux flasques annulaires chacun en une pièce, c'est-à-dire décrivant l'intégralité d'un anneau sur 360°, permet, par rapport à des flasques annulaires sectorisés, de limiter le passage du flux d'air entre le secteur hors veine et le secteur veine, dans la mesure où toutes les fuites intersecteurs sont supprimées, et donc de maîtriser l'étanchéité.
La solution définie ci-dessus pour l'ensemble d'anneau permet ainsi de maintenir chaque secteur d'anneau de façon déterministe, c'est-àdire de maîtriser sa position et d'éviter qu'il se mette à vibrer, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine, en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau, et en permettant à l'anneau de se déformer sous les effet de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Selon un premier aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le second flasque annulaire peut comprendre une butée de contact s'étendant dans la direction axiale de l'anneau de turbine et séparant la seconde extrémité du second flasque annulaire de la seconde extrémité du premier flasque annulaire.
La butée de contact prévue entre les secondes extrémités du premier et du second flasque annulaires permet de réduire encore un peu plus plus le contact entre la partie basse du second flasque annulaire, disposé en amont du premier flasque, et celle du premier flasque annulaire, suite à ce basculement. Le transit direct de l'effort DHP vers l'anneau est donc évité.
Selon un deuxième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, l'ensemble peut comprendre en outre un joint oméga monté entre la première extrémité du second flasque annulaire et la première extrémité du premier flasque, le second flasque annulaire étant fixé à la structure de support d'anneau sur une partie en amont de l'appui radial.
Le joint oméga permet d'assurer l'étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine en amont de l'anneau.
Selon un troisième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section en lettre grecque pi (π) inversée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, et l'ensemble peut comprendre, pour chaque secteur d'anneau, au moins trois pions pour maintenir radialement le secteur d'anneau en position, les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau comprenant chacune une première extrémité solidaire de la face externe de la base annulaire, une seconde extrémité libre, au moins trois oreilles de réception desdits au moins trois pions, au moins deux oreilles s'étendant en saillie de la seconde extrémité d'une des première ou seconde pattes d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine et au moins une oreille s'étendant en saillie de la seconde extrémité de l'autre patte d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine, chaque oreille de réception comportant un orifice de réception d'un des pions.
Selon un quatrième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section ayant une forme de K allongée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, les première et une deuxième pattes d'accrochage ayant une forme de S.
Selon un cinquième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter, sur au moins une plage radiale du secteur d'anneau, une section en O selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, la première et la deuxième pattes d'accrochage présentant chacune une première extrémité solidaire de la face externe et une seconde extrémité libre, et chaque secteur d'anneau comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage s'étendant chacune, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, entre une seconde extrémité de la première patte d'accrochage et une seconde extrémité de la deuxième patte d'accrochage, chaque secteur d'anneau étant fixé à la structure de support d'anneau par une vis de fixation comportant une tête de vis en appui contre la structure de support d'anneau et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation, la plaque de fixation coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage.
Un autre objet de l'invention propose une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins.
L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un premier mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 4 est une vue schématique en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
- la figure 5 est une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
- la figure 6 est une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau
3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 1 est une vue partielle de l'anneau de turbine 1 qui est en réalité un anneau complet.
Comme illustré sur les figures 2 et 3 qui présentent respectivement une vue schématique en perspective éclatée et une vue en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1, la vue en coupe étant selon un plan de coupe comprenant la direction radiale DR et la direction axiale DA, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale Dr, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. La section comprend en effet une base annulaire 12 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval, respectivement 14 et 16. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d’écoulement du flux gazeux dans la turbine représenté par la flèche F sur la figure 1. Les pattes du secteur d'anneau 10 pourraient avoir une autre forme, la section du secteur d'anneau présentant un autre forme que π, comme par exemple une forme en K ou en O.
La base annulaire 12 comporte, suivant la direction radiale Dr de l'anneau 1, une face interne 12a et une face externe 12b opposées l'une à l'autre. La face interne 12a de la base annulaire 12 est revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Les termes interne et externe sont utilisés ici en référence à la direction radiale Dr dans la turbine.
Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent en saillie, suivant la direction Dr, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 à distance des extrémités amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'està-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 10.
Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine comprend une virole centrale 31, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixés ensemble, ainsi qu'une première bride radiale annulaire 32 et une seconde bride radiale annulaire 36, la première bride radiale annulaire 32 étant positionnée en amont de la seconde bride radiale annulaire 36 qui se trouve donc en aval de la première bride radiale annulaire 32.
La seconde bride radiale annulaire 36 s'étend dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 et, suivant la direction radiale Dr, depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1. Elle comprend une première extrémité 361 libre et une seconde extrémité 362 solidaire de la virole centrale 31. La seconde bride radiale annulaire 36 comporte une première portion 363, une seconde portion 364, et une troisième portion 365 comprise entre la première portion 363 et la seconde portion 364. La première portion 363 s'étend entre la première extrémité 361 et la troisième portion 365, et la seconde portion 364 s'étend entre la troisième portion 365 et la seconde extrémité 362. La première portion 363 de la seconde bride radiale annulaire 36 est au contact de la bride radiale d'accrochage aval 16. La seconde portion 364 est amincie par rapport à la première portion 363 et la troisième portion 365 de manière à donner une certaine souplesse à la seconde bride radiale annulaire 36 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1 en CMC.
La première bride radiale annulaire 32 s'étend dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 et, suivant la direction radiale Dr, depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1. Elle comprend une première extrémité 321 libre et une seconde extrémité 322 solidaire de la virole centrale 31.
Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, l'ensemble d'anneau de turbine 1 comprend un premier flasque annulaire 33 et un second flasque annulaire 34, les deux flasques annulaires 33 et 34 étant fixés de manière amovible sur la première bride radiale annulaire 32. Les premier et second flasques annulaire 33 et 34 sont disposés en amont de l'anneau de turbine 1 par rapport au sens F d'écoulement du flux gazeux dans la turbine.
Le premier flasque annulaire 33 est disposé en aval du second flasque annulaire 34. Le premier flasque annulaire 33 présente une première extrémité 331 libre et une seconde extrémité 332 fixée de manière amovible à la structure de support d'anneau 3, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 32.
En outre, le premier flasque annulaire 33 présente une première portion 333 s'étendant depuis la première extrémité 331 et une seconde portion 334 s'étendant entre la première portion 333 et la seconde extrémité 332. Lorsque l'ensemble d'anneau 1 est monté, la première portion 333 du premier flasque annulaire 33 se trouve en appui contre la patte radiale d'accrochage amont 14 de chacun des secteurs d'anneau 10 composant l'anneau de turbine 1, et la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 34 se trouve en appui contre au moins une partie de la première bride radiale annulaire 32.
Le maintien radial de l'anneau 1 est assuré par le premier flasque annulaire 33 qui est plaqué sur la première bride radiale annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3 et sur la patte radiale d'accrochage amont 14. Le premier flasque annulaire 33 assure l'étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine de l'anneau.
Le second flasque annulaire 34 présente une première extrémité 341 libre et une seconde extrémité 342 fixée de manière amovible à la structure de support d'anneau 3.
Le second flasque annulaire 34 est dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP) sur l'ensemble d'anneau 1, d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement, c'est-à-dire vers la ligne de la structure de support d'anneau 3 comme cela est illustré par la flèche E d'effort présentée sur la figure 3.
Dans le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3, le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 sont en contact au niveau de leur seconde extrémité respectivement 332 et 342. La seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 comprend une butée de contact 340 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA entre le second flasque annulaire 34 et le premier flasque annulaire 33. La butée de contact 340 permet de maintenir une distance entre la première extrémité 331 du premier flasque annulaire 33 et la première extrémité 341 du second flasque annulaire 34 lors du basculement du second flasque annulaire 34 induit par l'effort DHP. La seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 est fixée à la première bride radiale annulaire 32 via la butée et le premier flasque annulaire 33.
En outre, la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 comprend une virole d'appui 346 s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale DA.
En d'autres termes, le second flasque annulaire 34 présente une face amont 34a recevant le flux gazeux F et une face aval 34b en regard du premier flasque annulaire 33, et la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 comprend une butée de contact 340 s'étendant dans la direction axiale DA depuis la face aval 34b vers l'aval, c'est-à-dire vers le premier flasque annulaire 33, et une virole d'appui 346 s'étendant dans la direction axiale DA depuis la face amont 34a du second flasque annulaire 34.
La virole d'appui 346 présente une face interne 346a et une face externe 346b, une première extrémité 3461 libre, et une seconde extrémité 3462 solidaire de la face amont 34a du second flasque annulaire 34, la première extrémité 3461 étant en amont de la seconde extrémité 3462 lorsque l'ensemble d'anneau de turbine est monté. La virole d'appui 346 comprend, sur sa première extrémité 3461, un appui radial 348 en saillie de la face externe 346b de la virole d'appui 346. L'appui radial 348 est en contact avec la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3.
La virole d'appui 346 assure une résistance plus élevée au basculement induit par l'effort DHP. La virole d'appui 346 reprend les contraintes tangentielles importantes provoquées par l'effort DHP et limite de ce fait le basculement du second flasque annulaire 34.
Le second flasque annulaire 34 assure la liaison entre la partie aval du DHP, la structure de support d'anneau 3, ou carter, par contact surfacique radial, et le premier flasque annulaire 33 par contact surfacique axial.
Les premier et second flasques annulaires 33 et 34 sont fixés par frettage sur la structure de support d'anneau 3.
Le second flasque annulaire 34 est fretté sur la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3, le frettage étant réalisé, d'une part, entre la virole centrale 31 et une portion 345 en saillie de la butée de contact 340, dans la direction radiale Dr en s'éloignant de l'axe de révolution de l'anneau c'est-à-dire en allant vers la virole centrale 31, et, d'autre part, entre la virole centrale 31 et l'appui radial 348.
Le premier flasque annulaire 33 est fretté sur la première bride radiale annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3. Plus précisément, le frettage est réalisé entre une surface radiale 335 à peu près au milieu, dans la direction radiale DR, du premier flasque annulaire 33 et une surface radiale 325 à mi-hauteur de la première bride radiale annulaire 32, les deux surfaces radiales 335 et 325 étant en regard, et en même en contact, l'une de l'autre dans la direction radiale DR. La surface radiale 335 du premier flasque annulaire 33 s'étend sur toute la circonférence du premier flasque annulaire 33, et sur la face du premier flasque annulaire 33 en regard de la première bride annulaire 32 et de la première patte radiale de fixation 14. Plus précisément, la surface radiale 335 du premier flasque annulaire 33 peut être formée n'importe où sur la portion du premier flasque annulaire 33 destinée à être en contact avec la première bride radiale annulaire 32, la surface radiale 325 de la première bride radiale annulaire 32 étant formée à une hauteur correspondante sur la face de la première bride radiale annulaire 32 en regard du premier flasque annulaire 33.
La structure de support d'anneau 3 comprend en outre des vis 38 qui permettent de plaquer l'anneau en position radiale basse, c'est-àdire vers la veine, de manière déterministe. Il y a en effet un jeu entre les pions axiaux et les alésages sur l'anneau pour compenser la dilatation différentielle entre le métal et les éléments en CMC qui s'opère à chaud.
Sur la figure 4 est présentée une vue schématique en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Le second mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 4 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 principalement en ce que le second flasque annulaire 34 n'est pas en contact direct avec le premier flasque annulaire 33.
Le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 sont reliés par un joint oméga 40 permettant d'assurer l'étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine en amont de l'anneau 1.
Dans le deuxième mode de réalisation, le second flasque annulaire 34 ne comprend pas de butée de contact 340 contrairement au premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3.
La virole d'appui 346 du second flasque annulaire 34 comprend également un appui radial 348 en saillie de la face externe 346b de la virole d'appui 346. Sur la figure 4, l'appui radial 348 est disposé sur une partie amont de la virole d'appui 346 sans être directement sur la première extrémité 3461, l'appui radial 348 peut être disposé sur toute la longueur de la face externe 34b dans la direction axiale DA, la position la plus en amont permettant une résistance plus accrue.
Dans le deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 4, le premier flasque annulaire 33 est fixé à la première bride annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3 à l'aide de vis 60 et d'écrous 61 de fixation, les vis 60 traversant la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 33 ainsi que la bride radiale annulaire amont 32.
L'appui radial 348, en saillie dans la direction radiale Dr dans un sens s'éloignant de l'axe de révolution de l'anneau 1, comprend une première face 348a s'étendant dans la direction radiale Dr et recevant le flux F et une seconde face 348b s'étendant dans la direction radiale Dr et opposée à la première face 348a, la seconde face 348b formant un épaulement axial venant en appui sur une nervure radiale 314 de la virole centrale 31. La nervure radiale 314 s'étend en saillie dans la direction radiale Dr depuis la virole centrale 31 dans un sens allant vers l'axe de révolution de l'anneau 1. La nervure radiale 314 comprend une première face 314a s'étendant dans la direction radiale Dr en regard du flux F et en contact avec la seconde face 348b de l'appui radial 348, et une seconde face 314b s'étendant dans la direction radiale Dr et opposée à la première face 314a.
L'épaulement axial formé par la seconde face 348b de l'appui radial 348 du second flasque annulaire 34 est plaqué contre la nervure radiale 314 de la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3. Un carter DHP, non représenté sur la figure 4, situé en amont du second flasque annulaire 34 assure un blocage dans la direction axiale DA du second flasque annulaire 34 de l'autre côté de la nervure radiale 314. Le second flasque annulaire 34 est ainsi maintenu axialement en position entre la nervure radiale 314 et le carter DHP en amont du second flasque annulaire 34.
Au niveau radial, il y a un jeu fonctionnel entre l'appui radial 348 du second flasque annulaire 34 et la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3. Ce jeu n'a pas d'influence sur le comportement du montage, notamment en dynamique puisque le second flasque annulaire 34 reste statique pendant le fonctionnement du moteur. De plus, son positionnement radial n'a pas d'influence sur le positionnement radial des autres pièces.
Sur la figure 5 est présentée une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Le troisième mode de réalisation illustré sur la figure 5diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente, dans le plan défini par les directions axiale Da et radiale Dr, une section en forme de K au lieu d'une section en forme de π inversé.
Sur la figure 6 est présentée une vue en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Le quatrième mode de réalisation illustré sur la figure 6 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente dans le plan défini par les directions axiale Da et radiale Dr, sur une partie du secteur d'anneau 10, une section en forme de O au lieu d'une section en forme de π inversé, la section d'anneau 10 étant fixée à la structure de support d'anneau 3 à l'aide d'une vis 19 et d'une pièce de fixation 20, les vis 38 étant supprimées.
Dans chacun des modes de réalisation de l'invention illustrés sur les figures 1 à 6, dans la direction axiale DA, la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 est séparée du premier flasque annulaire 33 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de manière à maintenir ces dernières entre le premier flasque annulaire 33 et la seconde bride radiale annulaire 36.
Dans le premier et le second modes de réalisation illustrés sur les figures 1 à 4, pour maintenir en position les secteurs d'anneau 10, et donc l'anneau de turbine 1, avec la structure de support d'anneau 3, l'ensemble d'anneau comprend deux premiers pions 119 coopérant avec la patte d'accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, et deux seconds pions 120 coopérant avec la patte d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36.
Dans ces deux modes de réalisation illustrés respectivement sur les figures 1 à 3 et sur la figure 4, pour chaque secteur d'anneau 10 correspondant, la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 33 comprend deux orifices 3340 de réception des deux premiers pions 119, et la troisième portion 365 de la bride radiale annulaire 36 comprend deux orifices 3650 configurés pour recevoir les deux seconds pions 120.
Pour chaque secteur d'anneau 10, chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 comprend une première extrémité, 141 et 161, solidaire de la face externe 12b de la base annulaire 12 et une seconde extrémité, 142 et 162, libre. La seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 comprend deux premières oreilles 17 comportant chacune un orifice 170 configuré pour recevoir un premier pion 119. De manière similaire, la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16 comprend deux secondes oreilles 18 comportant chacune un orifice 180 configuré pour recevoir un second pion 120. Les premières et secondes oreilles 17 et 18 s'étendent en saillie dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 1 respectivement de la seconde extrémité 142 de la patte d'accrochage radiale amont 14 et de la seconde extrémité 162 de la patte d'accrochage radiale aval 16.
Les orifices 170 et 180 peuvent être circulaires ou oblongs. De préférence l'ensemble des orifices 170 et 180 comprend une portion d'orifices circulaires et une portion d'orifices oblongs. Les orifices circulaires permettent d'indexer tangentiellement les anneaux et d'empêcher qu'ils puissent se déplacer tangentiellement (notamment en cas de touche par l'aube). Les orifices oblongs permettent d'accommoder les dilatations différentielles entre le CMC et le métal. Le CMC a un coefficient de dilatation très inférieur à celui du métal. A chaud, les longueurs dans le sens tangentiel du secteur d'anneau et de la portion de carter en vis-à-vis vont donc être différentes. Si il n'y avait que des orifices circulaires, le carter métallique imposerait ses déplacements à l'anneau en CMC, ce qui serait source de contraintes mécaniques très élevées dans le secteur d'anneau. Avoir des trous oblongs dans l'ensemble d'anneau permet au pion de coulisser dans ce trou et d'éviter le phénomène de sur-contrainte mentionné ci-dessus. Dès lors, deux schémas de perçages peuvent être imaginés : un premier schéma de perçage, pour un cas à trois oreilles, comprendrait un orifice circulaire radial sur une bride radiale d'accrochage et deux orifices oblongs tangentiels sur l'autre bride radiale d'accrochage, et un deuxième schéma de perçage, pour un cas à au moins quatre oreilles, comprendrait un orifice circulaire et un orifice oblong par bride radiale d'accrochage en visà-vis à chaque fois. D'autres cas annexes peuvent être envisagés également.
Pour chaque secteur d'anneau 10, les deux premières oreilles 17 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1. De même, pour chaque secteur d'anneau 10, les deux secondes oreilles 18 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1.
Comme illustré sur la figure 5, dans le troisième mode de réalisation, chaque secteur d’anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale Dr, une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale Dr de l'anneau, une face interne 12a revêtue d’une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et qui définit la veine d’écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140, 160 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction radiale DR, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus des portions d'extrémité circonférentielles amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12.
Les pattes radiales d'accrochage 140 et 160 présentent une première extrémité, référencée respectivement 1410 et 1610, solidaire de la base annulaire 12 et une seconde extrémité libre, référencée respectivement 1420 et 1620. Les extrémités libres 1420 et 1620 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140 et 160 s'étendent soit parallèlement au plan dans lequel s'étend la base annulaire 12, c'est-à-dire dans selon un plan circulaire, soit de manière rectiligne alors que les pattes d'accrochage 140 et 160 s'étendent de manière annulaire. Dans cette seconde configuration où les extrémités sont rectilignes et les pattes d'accrochages annulaires, dans le cas d'une éventuelle bascule de l'anneau pendant le fonctionnement, les appuis surfaciques deviennent alors des appuis linéiques ce qui offre une étanchéité plus importante que dans le cas d'appuis ponctuels. La seconde extrémité 1620 de la patte radiale d'accrochage aval 160 est maintenue entre une portion 3610 de la seconde bride radiale annulaire 36 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 361 de la seconde bride radiale annulaire 36 dans le sens opposé au sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée, c'est-à-dire la vis opposée à la tête de vis. La seconde extrémité 1410 de la patte radiale d'accrochage amont 140 est maintenue entre une portion 3310 du premier flasque annulaire 33 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 331 du premier flasque annulaire 33 dans le sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée.
Dans le quatrième mode de réalisation illustré sur la figure 6, le secteur d'anneau 10 comprend une patte axiale d'accrochage 17' s'étendant entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16. La patte axiale d'accrochage 17' s'étend plus précisément, dans la direction axiale DA, entre la seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 et la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16.
La patte axiale d'accrochage 17' comprend une extrémité amont 171' et une extrémité aval 172' séparées par une partie centrale 170'. Les extrémités amont et aval 171' et 172' de la patte d'accrochage axiale 17' s'étendent en saillie, dans la direction radiale Dr, de la seconde extrémité 142, 162 de la patte radiale d'accrochage 14, 16 à laquelle elles sont couplées, de manière à avoir une partie centrale 170' de patte axiale d'accrochage 17' surélevée par rapport aux secondes extrémités 142 et 162 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16.
Pour chaque secteur d'anneau 10, l'ensemble d'anneau de turbine comprend une vis 19 et une pièce de fixation 20. La pièce de fixation 20 est fixée sur la patte axiale d'accrochage 17'.
La pièce de fixation 20 comprend en outre un orifice 21 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 19 pour fixer la pièce de fixation 20 à la vis 19. La vis 19 comprend une tête de vis 190 dont le diamètre est supérieur au diamètre d'un orifice 39 réalisé dans la virole centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3 au travers duquel la vis 19 est insérée avant d'être vissée à la pièce de fixation 20.
La solidarisation radiale du secteur d'anneau 10 avec la structure de support d'anneau 3 est réalisée à l'aide de la vis 19, dont la tête 190 est en appui sur la couronne centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3, et de la pièce de fixation 20 vissée à la vis 19 et fixée à la patte axiale d'accrochage 17' du secteur d'anneau 10, la tête de vis 190 et la pièce de fixation 20 exerçant des forces de sens opposés pour maintenir ensemble l'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3.
Dans une variante, le maintien radial de l'anneau vers le bas peut être assuré à l'aide de quatre pions radiaux plaqués sur la patte axial d'accrochage 17', et le maintien radial vers le haut de l'anneau peut être assuré par une tête pioche, solidaire de la vis 19, placée sous l'anneau dans la cavité entre la patte axiale d'accrochage 17' et la face externe 12b de la base annulaire.
Dans chacun des modes de réalisation de l'invention illustrés sur les figures 1 à 6, chaque secteur d'anneau 10 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire 33 et la seconde bride radiale annulaire 36, c'est-à-dire sur la face amont 14a de la patte radiale d'accrochage amont 14 et sur la face aval 16b de la patte radiale d'accrochage aval 16. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur le premier flasque annulaire 33 et sur la seconde bride radiale annulaire aval 36.
Les appuis rectilignes 110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 110 entre la patte radiale d'accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36 sont compris dans un même plan rectiligne.
Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine
1.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1, c'està-dire selon le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3.
Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination Hi-NicalonS, ou des fils en fibres de carbone.
La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes d'accrochage 14 et 16 des secteurs 10.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Dans une variante, la préforme textile peut être un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour être manipulée, avant de faire remonter du silicium liquide par capillarité dans le textile pour faire la densification (« Melt Infiltration »).
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou inconel 718® ou encore C263®.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau
3.
Pour cela, les secteurs d'anneau 10 sont assemblés ensemble sur un outil annulaire de type « araignée » comportant, par exemple, des ventouses configurées pour maintenir chacune un secteur d'anneau 10.
Puis les deux seconds pions 120 sont insérés dans les deux orifices 3650 prévus dans ia troisième partie 365 de la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3.
L'anneau 1 est ensuite monté sur la structure de support d'anneau 3 en insérant chaque second pion 120 dans chacun des orifices 180 des secondes oreilles 18 des brides radiales d'accrochage aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.
On place ensuite tous les premiers pions 119 dans les orifices 170 prévus dans les première oreilles 17 de la patte radiale d'accrochage 14 de l'anneau 1.
Puis on vient fixer le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 à la structure de support d'anneau 3 et à l'anneau 1. Les premier et second flasques annulaires 33 et 34 sont fixés par frettage à la structure de support d'anneau 3. L'effort DHP exercé dans le sens du flux F renforce cette fixation pendant le fonctionnement du moteur.
Il est à noter que dans le cas d'un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 4, le montage est réalisé en fixant le premier flasque 33 à la structure de support d'anneau 3 par liaison boulonnée, puis en mettant le joint oméga 40 en place dans la gorge prévue à cette effet dans premier flasque 33 avant de venir assembler le second flasque 34 à la structure de support d'anneau 3.
Pour maintenir l'anneau 1 en position radialement, le premier flasque annulaire 33 est fixé à l'anneau en insérant chaque premier pion 119 dans chacun des orifices 170 des premières oreilles 17 des pattes radiales d'accrochage amont 14 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.
L'anneau 1 est ainsi maintenu en position axialement à l'aide du premier flasque annulaire 33 et de la seconde bride radiale annulaire 36 en appui respectivement en amont et en aval sur les surfaces d'appuis 110 rectilignes des pattes radiales d'accrochages respectivement amont 14 et aval 16. Lors de l'installation du premier flasque annulaire 33, une précontrainte axiale peut être appliquée sur le premier flasque annulaire et sur la patte radiale d'accrochage amont 14 pour pallier l'effet de dilatation différentielle entre le matériau CMC de l'anneau 1 et le métal de la structure de support d'anneau 3. Le premier flasque annulaire 33 est maintenu en contrainte axiale par des éléments mécaniques placés en amont comme cela est illustré en pointillés sur la figure 3.
L'anneau 1 est maintenu en position radialement à l'aide des premiers et seconds pions 119 et 120 coopérant avec les premières et secondes oreilles 17 et 18 et les orifices 3340 et 3650 du premier flasque annulaire 33 et de la bride radiale annulaire 36.
L'invention fournit ainsi un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe tout en permettant, d'une part, au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.
En outre, l'Invention fournit un ensemble d'anneau de turbine comprenant un flasque annulaire amont dédié à la reprise de l'effort DHP et ainsi d'induire des faibles niveaux d'efforts dans l'anneau CMC, une butée de contact entre le flasque annulaire dédié à la reprise de l'effort DHP et le flasque annulaire utilisé pour maintenir l'anneau, la butée permettant d'assurer le non-contact des parties basses des deux flasques lors du basculement du flasque amont. L'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention permet également de maîtriser la rigidité au niveau des contacts axiaux amont et aval entre l'anneau CMC et le carter métallique. De ce fait l'étanchéité est assurée en toute circonstance, sans induite des efforts axiaux trop élevés sur l'anneau.
Claims (7)
- REVENDICATIONS1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine (1) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16), la structure de support d'anneau (3) comportant une virole centrale (31) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales (32, 36) entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10), caractérisé ce qu'il comprend un premier flasque annulaire (33) et un second flasque annulaire (34) disposé en amont du premier flasque annulaire (33) par rapport au sens d'un flux d'air (F) destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine (1), les premier et second flasques annulaires (33, 34) présentant respectivement une première extrémité libre (331, 341) et une seconde extrémité (332, 342) opposée à la première extrémité, la première extrémité (331) du premier flasque (33) étant en appui contre la première patte d'accrochage (14), la première extrémité (341) du second flasque annulaire (34) étant distante de la première extrémité (331) du premier flasque annulaire (33) dans la direction axiale (DA), et la seconde extrémité (342) du second fiasque annulaire (34) comprenant une virole d'appui (346) amont s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale (DA), la virole d'appui amont (346) présentant un appui radial (348) en contact avec la virole centrale (31) de la structure de support d'anneau (3).
- 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le second flasque annulaire (34) comprend une butée de contact (340) s'étendant dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1) et séparant la seconde extrémité (342) du second flasque annulaire (34) de la seconde extrémité (332) du premier flasque annulaire (33).
- 3. Ensemble selon la revendication 1, comprenant en outre un joint oméga (40) monté entre la première extrémité (341) du second flasque annulaire (34) et la première extrémité (331) du premier flasque (33), le second flasque annulaire (34) étant fixé à la structure de support d'anneau (3) sur une partie en amont de l'appui radial (348).
- 4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur d'anneau (10) présente une section en lettre grecque pi (π) inversée selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (Dr), et l'ensemble comprend, pour chaque secteur d'anneau (10), au moins trois pions (119,120) pour maintenir radialement le secteur d'anneau (10) en position, les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) comprenant chacune une première extrémité (141, 161) solidaire de la face externe (12b) de la base annulaire (12), une seconde extrémité (142, 162) libre, au moins trois oreilles (17, 18) de réception desdits au moins trois pions (119,120), au moins deux oreilles (17) s'étendant en saillie de la seconde extrémité (142, 162) d'une des première ou seconde pattes d'accrochage (14, 16) dans la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1) et au moins une oreille (18) s'étendant en saillie de la seconde extrémité (162, 142) de l'autre patte d'accrochage (16, 14) dans la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1), chaque oreille de réception (17, 18) comportant un orifice (170,180) de réception d'un des pions (119,120).
- 5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur d'anneau (10) présente une section ayant une forme de K allongée selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (Dr), les première et une deuxième pattes d'accrochage (14,16) ayant une forme de S.
- 6. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur (10) d'anneau présente, sur au moins une plage radiale du secteur d'anneau, une section en O selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (Dr), la première et la deuxième pattes d'accrochage (14, 16) présentant chacune une première extrémité (141, 161) solidaire de la face externe (12b) et une seconde extrémité libre (142, 162), et chaque secteur d'anneau (10) comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (170 s'étendant chacune, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), entre une seconde5 extrémité (142) de la première patte d'accrochage (14) et une seconde extrémité (162) de la deuxième patte d'accrochage (16), chaque secteur d'anneau (10) étant fixé à la structure de support d'anneau (3) par une vis de fixation (19) comportant une tête de vis (190) en appui contre la structure de support d'anneau (3) et un filetage coopérant avec un10 taraudage réalisé dans une plaque de fixation (20), la plaque de fixation (20) coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17').
- 7. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.1/6
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1752148A FR3064022B1 (fr) | 2017-03-16 | 2017-03-16 | Ensemble d'anneau de turbine |
| PCT/FR2018/050587 WO2018172653A1 (fr) | 2017-03-16 | 2018-03-13 | Ensemble d'anneau de turbine |
| EP18714566.9A EP3596314B1 (fr) | 2017-03-16 | 2018-03-13 | Ensemble d'anneau de turbine |
| CN201880024487.3A CN110506149B (zh) | 2017-03-16 | 2018-03-13 | 涡轮环组件 |
| US16/494,008 US11021988B2 (en) | 2017-03-16 | 2018-03-13 | Turbine ring assembly |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1752148A FR3064022B1 (fr) | 2017-03-16 | 2017-03-16 | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR1752148 | 2017-03-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3064022A1 true FR3064022A1 (fr) | 2018-09-21 |
| FR3064022B1 FR3064022B1 (fr) | 2019-09-13 |
Family
ID=59579674
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1752148A Expired - Fee Related FR3064022B1 (fr) | 2017-03-16 | 2017-03-16 | Ensemble d'anneau de turbine |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11021988B2 (fr) |
| EP (1) | EP3596314B1 (fr) |
| CN (1) | CN110506149B (fr) |
| FR (1) | FR3064022B1 (fr) |
| WO (1) | WO2018172653A1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3623582A1 (fr) * | 2018-09-12 | 2020-03-18 | Rolls-Royce plc | Ensemble de support multi-pièces pour le montage de segments d'étanchéité composites à matrice céramique |
| FR3086327A1 (fr) * | 2018-09-25 | 2020-03-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbine de turbomachine |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3076578B1 (fr) * | 2018-01-09 | 2020-01-31 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR3095668B1 (fr) * | 2019-05-03 | 2021-04-09 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise |
| US11466585B2 (en) | 2019-11-06 | 2022-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal arrangement and method of sealing |
| US11174747B2 (en) * | 2020-02-13 | 2021-11-16 | Raytheon Technologies Corporation | Seal assembly with distributed cooling arrangement |
| FR3112806B1 (fr) * | 2020-07-23 | 2022-10-21 | Safran Aircraft Engines | Couronne de maintien de secteurs d’étanchéité d’une turbine basse pression |
| FR3122210A1 (fr) * | 2021-04-21 | 2022-10-28 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise |
| US11761351B2 (en) * | 2021-05-25 | 2023-09-19 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments |
| FR3124182B1 (fr) * | 2021-06-21 | 2024-03-08 | Safran Aircraft Engines | Secteur d’anneau de turbine en matériau CMC à renfort particulaire |
| US11773751B1 (en) | 2022-11-29 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert |
| US12031443B2 (en) | 2022-11-29 | 2024-07-09 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with attachment flange cooling chambers |
| US11840936B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-12-12 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit |
| US11713694B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier |
| US11732604B1 (en) | 2022-12-01 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages |
| US11885225B1 (en) | 2023-01-25 | 2024-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0243274A1 (fr) * | 1986-04-24 | 1987-10-28 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Anneau de turbine sectorisé |
| EP1847686A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-24 | Snecma | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
| WO2014123654A1 (fr) * | 2013-02-08 | 2014-08-14 | General Electric Company | Système de régulation d'espacement actif basé sur une aspiration |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2540939A1 (fr) * | 1983-02-10 | 1984-08-17 | Snecma | Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux |
| GB2206651B (en) * | 1987-07-01 | 1991-05-08 | Rolls Royce Plc | Turbine blade shroud structure |
| US5188507A (en) * | 1991-11-27 | 1993-02-23 | General Electric Company | Low-pressure turbine shroud |
| FR2800797B1 (fr) * | 1999-11-10 | 2001-12-07 | Snecma | Assemblage d'un anneau bordant une turbine a la structure de turbine |
| US6733235B2 (en) * | 2002-03-28 | 2004-05-11 | General Electric Company | Shroud segment and assembly for a turbine engine |
| FR2887601B1 (fr) | 2005-06-24 | 2007-10-05 | Snecma Moteurs Sa | Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece |
| FR2914955B1 (fr) * | 2007-04-10 | 2009-07-10 | Snecma Propulsion Solide Sa | Melangeur en cmc a capotage externe structural |
| EP2406466B1 (fr) | 2009-03-09 | 2012-11-07 | Snecma | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR2955898B1 (fr) * | 2010-02-02 | 2012-10-26 | Snecma | Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine |
| US8740552B2 (en) * | 2010-05-28 | 2014-06-03 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus |
| US8905709B2 (en) | 2010-09-30 | 2014-12-09 | General Electric Company | Low-ductility open channel turbine shroud |
| US8998573B2 (en) * | 2010-10-29 | 2015-04-07 | General Electric Company | Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud |
| US9759082B2 (en) | 2013-03-12 | 2017-09-12 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track assembly |
| FR3003301B1 (fr) * | 2013-03-14 | 2018-01-05 | Safran Helicopter Engines | Anneau de turbine pour turbomachine |
| FR3036433B1 (fr) * | 2015-05-22 | 2019-09-13 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage |
| US10370998B2 (en) * | 2015-05-26 | 2019-08-06 | Rolls-Royce Corporation | Flexibly mounted ceramic matrix composite seal segments |
| US10301960B2 (en) * | 2015-07-13 | 2019-05-28 | General Electric Company | Shroud assembly for gas turbine engine |
| FR3064023B1 (fr) * | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
-
2017
- 2017-03-16 FR FR1752148A patent/FR3064022B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2018
- 2018-03-13 WO PCT/FR2018/050587 patent/WO2018172653A1/fr unknown
- 2018-03-13 US US16/494,008 patent/US11021988B2/en active Active
- 2018-03-13 CN CN201880024487.3A patent/CN110506149B/zh active Active
- 2018-03-13 EP EP18714566.9A patent/EP3596314B1/fr active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0243274A1 (fr) * | 1986-04-24 | 1987-10-28 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Anneau de turbine sectorisé |
| EP1847686A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-24 | Snecma | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
| WO2014123654A1 (fr) * | 2013-02-08 | 2014-08-14 | General Electric Company | Système de régulation d'espacement actif basé sur une aspiration |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3623582A1 (fr) * | 2018-09-12 | 2020-03-18 | Rolls-Royce plc | Ensemble de support multi-pièces pour le montage de segments d'étanchéité composites à matrice céramique |
| US10858949B2 (en) | 2018-09-12 | 2020-12-08 | Rolls-Royce Corporation | Multi-piece carrier assembly for mounting ceramic matrix composite seal segments |
| US11255211B2 (en) | 2018-09-12 | 2022-02-22 | Rolls-Royce Corporation | Multi-piece carrier assembly for mounting ceramic matrix composite seal segments |
| FR3086327A1 (fr) * | 2018-09-25 | 2020-03-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbine de turbomachine |
| WO2020065199A1 (fr) * | 2018-09-25 | 2020-04-02 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbine de turbomachine et turbomachine associée |
| CN112771249A (zh) * | 2018-09-25 | 2021-05-07 | 赛峰航空器发动机 | 用于涡轮机涡轮的组件 |
| CN112771249B (zh) * | 2018-09-25 | 2022-06-07 | 赛峰航空器发动机 | 用于涡轮机涡轮的组件 |
| US11585241B2 (en) | 2018-09-25 | 2023-02-21 | Safran Aircraft Engines | Assembly for a turbomachine turbine and associated turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110506149B (zh) | 2022-04-05 |
| CN110506149A (zh) | 2019-11-26 |
| US20210054757A1 (en) | 2021-02-25 |
| FR3064022B1 (fr) | 2019-09-13 |
| EP3596314B1 (fr) | 2021-04-28 |
| WO2018172653A1 (fr) | 2018-09-27 |
| US11021988B2 (en) | 2021-06-01 |
| EP3596314A1 (fr) | 2020-01-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3596314B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3596315B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3596313B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3055148A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3055147A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3433471B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien spécifique à froid | |
| EP3737837B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3390782B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid. | |
| WO2020128222A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés | |
| EP3390783A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud | |
| FR3056637A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid | |
| FR3056632A1 (fr) | Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement | |
| FR3056636A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid | |
| EP3899208B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3908738B1 (fr) | Procede de montage et de demontage d'un ensemble d'anneau de turbine | |
| CA3050016A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3106152A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés | |
| FR3147317A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine avec une tôle d’étanchéité |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20180921 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20231105 |